典型起落架的通用载荷谱分析及传载计算

为了对典型结构前起落架的一般受载、传载等情况进行研究,首先按照飞机地面操纵的不同阶段,分析起落架相应的多种工况,给出起落架载荷谱的分解模型及计算方法;然后建立通用前起落架的力学模型和载荷传递的数学模型,根据载荷谱上选取的受载严酷的工况点并结合一组具体可行的飞机参数,通过解析方法求解前起落架传力模型的节点载荷;最后通过载荷谱与传载数学模型相结合的方法,求解出起落架主承载点的极限载荷,该极限载荷可作为后期疲劳寿命评估的数据基础。本文的研究方法可为起落架的载荷谱求解、起落架承载性能分析等提供理论依据。     

运输类飞机起落架地面操纵载荷计算

为了使运输类飞机起落架的设计更好地满足适航规范的要求,介绍一种针对CCAR25部规范要求的计算起落架地面操纵载荷的流程,并提出根据轮胎、缓冲支柱压缩状态计算起落架基本尺寸数据和飞机姿态的旋转"虚拟接地点"方法。通过上述流程能够计算得到起落架地面操纵载荷结果,包括飞机在某种地面操纵工况下的姿态、地面坐标系和飞机坐标系下的地面操纵载荷以及起落架基本尺寸数据。通过对转弯地面载荷工况的计算与分析,表明计算流程和旋转"虚拟接地点"方法是准确可靠的且能较好地满足CCAR25部规范要求。     

多支柱起落架着陆载荷仿真分析

应用LMS_MOTION软件对伊尔-76飞机5支柱起落架进行结构建模，结合伊尔-76飞机测绘数据及相关资料，定义出较为精确的缓冲器模型，在考虑飞机升力下，计算出各种重心和着陆姿态下起落架的着陆载荷以及不同缓冲器充填情况对各支柱载荷的影响。通过对计算结果进行整理和分析，总结出多支柱起落架着陆载荷的特点和规律。     

起落架落震试验的数字模拟方法

 <正> 在计算飞机起飞、着陆和滑行等地面运动的静、动态载荷时,除了需要飞机结构和气动参数外,起落架减震器的性能参数更占有重要地位。而这些性能参数中尤以决定油液阻尼力的流最系数为重要。长期以来,国内主要靠查手册、凭经验确定这个系数,如果能较准确地确定流量系数,对载荷计算是很有意义的事。     

起落架有限元梁模型建立及其静力学分析

为了获得起落架载荷传递以及评估几何非线性和静不定对起落架载荷传递的影响,同时探索起落架结构有限元梁模型的建模方法,应用HyperMesh和Ansys联合仿真的方法搭建某型具有局部静不定特征的前起落架、主起落架有限元梁模型;使用此模型进行三种载荷工况的静力学计算,获得考虑静不定和几何非线性的起落架接头和截面载荷,以及在单位载荷作用下起落架的航向、侧向和扭转刚度,并与传统方法计算结果进行对比.结果表明:有限元方法和传统方法获得的接头载荷有差异,部分差异超过了±10％,最大差异达到30％;计算前起落架外筒横梁、斜梁截面内力的传统方法及其简化具有合理性,对起落架支柱设计具有指导意义.     

一种用于获得飞机部件气动载荷的网格向量法

提出了一种网格向量法用于计算飞机气动载荷,此方法以风洞测压数据为基础,网格化部件外形,使用网格点构造基础向量,采用空间向量法求解网格气动载荷的几何要素(如作用点、面积、单位法失、力臂及夹角等),进而获取飞机部件的总载荷及分布载荷。批量飞行载荷分析时,采用网格向量法先求得力与力矩系数的基础数据库,然后通过插值以获取批量计算工况下的载荷结果,计算效率得到显著提高。以某飞机起落架内舱门为例,分析了舱门气动载荷的计算特点,使用所提方法对主起落架内舱门进行了载荷计算分析,方法实施过程及计算结果表明所提方法操作简便、结果准确、普适高效,对飞机非典型翼面类部件的气动载荷求解,具有显著的优越性。     

基于非线性静力学模型的飞机系留载荷计算方法研究

由于飞机在强风下系留时,机体承受各方向的载荷较大,因此需对系留结构及系留索是否具有足够的承载能力进行分析,而其中系留载荷的计算就显得异常重要。采用MSC．Nastran软件,针对飞机存系留情况下,系留索的单向承载性及起落架与地面的非线性接触特性,通过应用非线性间隙单元,建立了非线性静力仿真模型,并计算了飞机在系留状况下,各系留索承受的张力及各系留点所受的载荷,计算中同时考虑了起落架缓冲支柱空气弹簧力对于系留载荷的影响,从而为飞机系留载荷提供了一种新的有限元计算方法。     

大柔性飞机着陆撞击多质量块等效模型

考虑飞机结构振动刚性模态和前n阶弹性模态,将飞机机体等效地转化为多质量块等效模型,给出了等效系统力学参量的计算方法,为计及机体振动影响的起落架落震试验设计,通过试验检验或确定起落架着陆载荷、功量等提供模型依据,同时也为起落架设计分析、设计计算提供了简明的等效系统。还给出了大柔性飞机着陆功量、机翼位移、剪力、弯矩计算公式。算例结果表明大柔性飞机的起落架设计有必要考虑机体结构弹性,并从全局出发,采用特殊的构造措施和优化设计技术。     

起落架轮轴偏角对轮毂结构强度影响分析

在飞机结构设计图纸上各类零部件都以静态刚体的形式表达,起落架机轮轮轴通常设计成与地面水平的形式,在地面载荷计算与结构强度分析时也通常以图纸为准进行计算分析,但在真实的地面使用物理场景中机体结构和起落架都会在受载后产生变形,轮轴轴线将与地面产生一个偏角,或者由于制造偏差和装配偏差等原因也会产生偏角,这些因结构柔性或者制造偏差原因造成的偏角对轮轴结构强度分析过程中准确性的影响有多大,在飞机设计精确化发展趋势的今天有较大的意义。本文基于有限元方法研究了典型地面载荷工况下,通过分析相同载荷状态、不同偏角状态下,某型民用飞机主起落架轮轴轮毂结构强度的变化情况,判断计算分析中是否应考虑轮轴偏角,为后续民机相关的结构强度设计提供参考。     

机场不平度对小车式起落架前后机轮载荷分配影响

国内外对飞机地面载荷的研究主要是针对每个起落架的总载荷,鲜见对起落架各机轮载荷分配研究的文献,而工程上又迫切需要相关的针对飞机起落架机轮载荷分配的计算分析方法。在中国发展大飞机项目的背景下,以小车式起落架为例,探讨了机场跑道不平度对小车式起落架前后轮载荷分配的影响,提出了小车式起落架机轮载荷分配的分析思路,并通过计算波音707飞机的起落架机轮载荷分配比例证明了该方法的有效性和可行性。     

拦阻着舰过程中的飞机起落架动力学分析

对舰载机拦阻着舰过程中起落架减震支柱进行受力分析,并运用拉格朗日方程针对减震支柱冲程和起落架弹性两个自由度建立舰载机起落架拦阻着舰动力学模型,通过仿真计算,得到了飞机对称对中着舰拦阻、偏心距3 m对称着舰拦阻和滚转角2°非对称对中着舰拦阻的起落架减震支柱载荷变化情况。结果表明:在拦阻着舰过程中舰载机起落架受到的冲击载荷在经过短暂时间震荡以后会趋于稳定;相比偏心对称着舰,滚转非对称对中着舰对减震支柱的影响更大些,在震荡的量上将更加剧烈。     

起落架轮叉疲劳试验系统设计与应用

<正>起落架作为单传力部件,其受载形式复杂,在起飞着陆过程中要承受很大的载荷和强烈的冲击,飞机起落架的使用条件比其他结构部件更为恶劣。据统计,起落架结构引起的和与起落架相关的事故大约占飞机结构破坏事故的2/3以上,其主要表现是结构疲劳破坏。飞机起落架的疲劳强度试验是一项复杂的系统工程。起落架的工作环境恶劣,载荷历程多变,起落架的疲劳寿命预测分析与破     

起落架缓冲性能联合仿真及平台开发

<正>缓冲器是所有现代飞机起落架必备的通用部件,其性能直接影响起落架的承载能力、质量、寿命、地面操纵安全性和乘员舒适性等。缓冲的实质就是把飞机的动能消散在缓冲系统(轮胎和缓冲器)和飞机及起落架结构的变形上~([1-2])。LMS Virtual.Lab Motion基于计算多体系统动力学建模理论及计算方法研究,是专门为模拟机械系统的真实运动和载荷而设计的~([3])。LMS Imagine.Lab AMESim为     

基于SPH的小型飞机水上迫降姿态数值仿真

适航条例中要求飞机必须具备良好的水上迫降性能。早期主要通过试验方法研究飞机的水上迫降性能,但是试验耗资巨大、时间周期长。采用一种新型的数值模拟方法研究飞机水上迫降问题,利用光滑质点流体动力学(SPH)方法模拟三级波浪,建立小型飞机水上迫降模型。考虑到飞机姿态角和起落架收放状态对迫降性能的影响,建立7种计算工况,模拟得到相应的加速度响应和姿态角变化。以飞机在迫降过程中应该受到较小的加速度响应和姿态角变化为依据,通过对比分析计算结果,最终给出12°姿态角、起落架收起为最优迫降状态的结论,为飞机迫降的入水姿态提供技术支持。     

飞机使用下沉速度的研究

飞机着陆时的使用下沉速度V_(y,sy)是起落架减震器设计的主要依据,其量值大小直接影响起落架的载荷,也就会影响到起落架设计的结构重量。本文从国内外的强度规范现状和跑道情况对V_(y,sy)进行了分析研究,可供有关设计部门参考。     

飞机对称着陆多体动力学建模与实测验证

基于牛顿-欧拉多体动力学建模方法,建立了三体九自由度飞机对称着陆动力学模型.以某型双腔缓冲器起落架飞机为例,通过飞行实测不同状态下的起落架着陆动态载荷,仿真计算相应的着陆重量、着陆下沉速度及着陆姿态下的着陆动态载荷.验证分析结果表明,所建飞机对称着陆多体动力模型是有效的.     

基于双弹簧振子模型的飞艇起落架载荷研究

FAA-P-8110-2《飞艇设计准则》相关条款明确了飞艇起落架载荷的适航规范要求,为了使飞艇起落架 设计更好地满足适航条款,本文提出基于双弹簧振子模型的飞艇起落架载荷计算方法。根据经典动力学理论, 推导飞艇起落架系统的振动微分方程组;运用 Python语言的科学计算模块对模型进行编程、封装,形成便捷友 好的可视化仿真工具;以某载人飞艇型号为研究对象,分析影响起落架载荷的主要因素,并通过仿真计算起落 架载荷。结果表明:提出的基于双弹簧振子模型的飞艇起落架载荷计算模型满足FAA-P-8110-2条款对起落架 载荷计算的要求;在给定的气囊内外压差下,起落架载荷随着气囊压力的增加而减小。     

先进舰载战斗机强度设计技术发展与实践

舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括："特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。     

考虑着舰基础横摇状态下飞机着舰动力学仿真

本文通过MSC.Patran软件建立飞机全机模型及起落架模型,通过MSC.Dytran软件仿真舰对甲板横摇着舰速度不同的两种工况进行仿真计算,并对比结果,对飞机着舰相关参数设计提供参考。     

典型布局民用飞机的地面系留特性研究

飞机在地面停机时会受到恶劣天气影响,对飞机停机情况的气动力研究是评估停机安全的关键。为了分析典型布局民用飞机的地面侧风气动力差异,确定典型系留载荷,针对两种典型布局民用飞机,在风洞中采用缩比模型和固定地板模拟飞机停机,测量飞机在0°～180°地面侧风情况下的气动力,进一步通过部件组拆测量方法分析尾翼部件气动力耦合效应;确认垂尾平尾布局耦合效应是在侧风情况下低平尾布局飞机抬头力矩较大、以及高平尾布局飞机抬头力矩较小的原因,采用工程估算方法得到后倾翻情况的前起落架系留载荷。结果表明：俯仰气动力差异导致低平尾布局飞机的前起落架系留载荷明显增加,而对高平尾布局飞机影响较小。